МНОГОРАЗОВЫЙ УСКОРИТЕЛЬ ПЕРВОЙ СТУПЕНИ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании всеазимутальных ракетных комплексов для выведения космических объектов на опорные орбиты в широком диапазоне наклонений без отчуждения земель под поля падения отработавших ускорителей.

В настоящее время известны различные проекты многоразовых ускорителей первых ступеней ракет-носителей, оснащенных несущими аэродинамическими поверхностями и посадочными устройствами для осуществления после окончания работы маршевых двигателей и отделения ускорителя от ракеты-носителя и входа в атмосферу полета в атмосфере и посадки на аэродром. Это позволяет решить проблему экологической безопасности пуска ракет-носителей и уменьшить стоимость доставки полезного груза на орбиту.

Известен, в частности, многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя для варианта модернизации многоразовой транспортной космической системы "Спейс Шаттл". Ускоритель содержит корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, расположенную в хвостовом отсеке, крыло, установленное на корпусе по схеме низкоплан за межбаковым отсеком, переднее горизонтальное оперение на носовом отсеке выше крыла, вертикальный киль, воздушно-реактивную двигательную установку, включающую шесть турбореактивных двигателей, расположенных на нижней поверхности крыла, и четыре турбореактивных двигателя на нижней поверхности корпуса, и трехопорное посадочное устройство, состоящее из двух основных опор, расположенных в районе корневых хорд консолей крыла, и передней опоры, расположенной в носовом отсеке (см. Benton M.G. Reusable, Flyback Liquid Rocket Booster tor the Space Shuttle, Journal of Spacecraft and Rockets. Vll-VIll 1989. vol.2b. N4. p. 252. Fig. 1). Конструкция ускорителя обеспечивает возвращение его и горизонтальную посадку в районе стартового комплекса. Однако недостатками данной конструкции многоразового ускорителя являются большие размеры (размах) консолей крыла, и использование данного технического решения привело бы к значительным изменениям в конструкции пускового комплекса. Значительные размеры консолей крыла приводят также к повышенным ветровым нагрузкам на всю конструкцию ракеты-носителя на активном участке выведения, что увеличивает массу не только самого многоразового ускорителя, но и последующих ступеней ракеты-носителя и, как следствие этого, - к дополнительным потерям массы полезного груза. Кроме этого, расположение несущих поверхностей по схеме "утка" создает проблемы в обеспечении балансировки, устойчивости и управляемости на всех участках полета. Дополнительным недостатком данной конструкции является расположение турбореактивных двигателей на консолях крыла и нижней поверхности корпуса, что требует тепловой защиты самих двигателей, что также увеличивает массу ускорителя.

Известен также многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий ракетный блок и планер, выполненные в виде отдельных моноблоков, объединенных узлами силовой связи. Ракетный блок снабжен маршевыми двигателями и двигателями реактивной системы управления. Носовая часть ракетного блока закрыта обтекателем. Планер имеет фюзеляж, две складывающиеся консоли крыла, складывающееся хвостовое оперение, выдвижной аэродинамический щиток и посадочное устройство. Консоли крыла снабжены осями поворота, размещенными в поперечной плоскости, проходящей в районе центра масс конструкции ускорителя. В сложенном положении консоли крыла уложены вперед вдоль фюзеляжа и размещены кромками в его пазах, образуя треугольное крыло малого удлинения с возможностью образования крыла большого удлинения в раскрытом положении. Хвостовое оперение в раскрытом положении имеет V-образную форму и может быть снабжено двумя воздушно-реактивными двигателями для возвратного полета ускорителя до аэродрома вблизи места старта ракеты-носителя. Посадочное устройство состоит из основной опоры, передней опоры и вспомогательных подкрыльевых опор (см. патент Российской Федерации N 2053936, кл. B 64 G 1/00, 1/14. опубл. 10.02.96). Установка воздушно-реактивных двигателей на консолях хвостового оперения усложняет конструкцию хвостового оперения и требует тепловой защиты самих двигателей, что приводит к увеличению массы ускорителя. Наличие балансировочного щитка и поворотных консолей крыла существенно усложняет балансировку ускорителя во всем диапазоне скоростей полета. Малое расстояние от аэродинамического фокуса оперения до центра масс ускорителя приводит к резкому увеличению площади оперения и, соответственно, его массы. Выполнение ракетного блока и планера в виде отдельных моноблоков увеличивает массу ускорителя в целом. Кроме того, раскладка консолей в атмосфере существенно изменяет аэродинамику ускорителя и приводит к необходимости решения проблемы обеспечения стабилизации и управления.

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с удлиненным обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, прямое цельноповоротное крыло, установленное на плоской нижней поверхности корпуса с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90^o положении на этапе возвратного полета, вертикальное и горизонтальное оперения, каждое из которых состоит из двух выдвижных пластин, расположенных соответственно на консолях крыла и в носовом отсеке, трехопорное посадочное устройство, состоящее из двух основных опор, установленных на корпусе ускорителя в районе межбакового отсека, и передней опоры, расположенной в носовом отсеке, и органы аэродинамического управления (см. патент США N 4834324. кл. 244/160, B 64 G 1/14. опубл. 30.05.89). Цельноповоротное крыло обеспечивает оптимизацию облика ракеты-носителя на участке выведения и возможность размещения многоразового ускорителя в существующих сооружениях при межполетном обслуживании. Однако известный ускоритель имеет ряд недостатков:
- возврат данного ускорителя после отделения от второй ступени ракеты-носителя возможен только в планирующем полете, т.к. в составе ускорителя отсутствует воздушно-реактивная двигательная установка. Поэтому разделение первой и второй ступеней ракеты-носителя производится на малой высоте и малой скорости, что приводит к увеличению массы второй ступени и, соответственно, к снижению массы полезной нагрузки;
- переднее расположение горизонтального оперения не обеспечивает приемлемую балансировку возвращаемого многоразового ускорителя для его полета в диапазоне углов атаки 40^o...50^o после отделения от ракеты-носителя и 3^o... 10^o на возвратном полете и посадке;
- расположение вертикального оперения на консолях крыла не обеспечивает достаточной степени устойчивости ускорителя вследствие его малых плеч на возвратном полете во всем диапазоне скоростей и углов атаки, что приводит к необходимости увеличения его площадей. Кроме этого, усложняется конструкция крыла и появляются дополнительные приводы на раскрытие вертикального оперения;
- конструкция узла поворота крыла на 90^o и смещения вдоль корпуса при возвратном полете ускорителя является весьма сложной и увеличивает массу ускорителя:
- уборка основных опор шасси в корпус ускорителя требует нетрадиционно большого силового межбакового отсека, что существенно повышает массу ускорителя:
- наличие удлиненного носового обтекателя дополнительно увеличивает массу ускорителя:
- компоновка и конструкция ускорителя не обеспечивают его применение в качестве ускорителя первой ступени в тандемной схеме ракеты-носителя.

Задачей, на решение которой направлено заявляемое изобретение, является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя на базе унифицированного ракетного блока, конструкция которого обеспечивала бы при возвратном полете продольную балансировку на всех этапах полета в атмосфере с обеспечением минимального отклонения центра давления от центра масс в условиях, связанных с заданностью конструкции и компоновки исходного ракетного блока и накладывающих ограничения на месторасположение несущих поверхностей и на диапазон возможной продольной центровки.

Другой задачей изобретения является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя, конструкция которого обеспечивала бы при возвратном полете
- высокоэффективное гашение энергии на больших скоростях с одновременным разворотом ускорителя в сторону стартово-посадочного комплекса;
- необходимый уровень аэродинамического качества на дозвуковых скоростях при крейсерском полете;
- удовлетворение требованиям устойчивости и управляемости при обеспечении стабилизации возмущений и выполнении необходимых маневров;
- обеспечение на посадочных режимах необходимого уровня несущих свойств для выполнения посадки с приемлемой скоростью.

Еще одной задачей изобретения является создание многоразового ускорителя первой ступени ракеты-носителя, компоновка и конструкция которого обеспечивают его применение в качестве ускорителя первой ступени как в тандемной, так и в пакетной схемах ракеты-носителя.

Поставленные технические задачи решаются тем, что известный многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя, содержащий корпус, включающий баки для окислителя и горючего, носовой отсек с обтекателем, межбаковый и хвостовой отсеки, ракетную двигательную установку, цельноповоротное крыло с устройством для его поворота и фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90^o положении на этапе возвратного полета, горизонтальное и вертикальное оперения, трехопорное посадочное устройство, состоящее из двух основных опор, установленных на корпусе ускорителя, и передней опоры, расположенной в носовом отсеке, органы аэродинамического управления и узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя, согласно изобретению снабжен воздушно-реактивной двигательной установкой, включающей два двигателя с воздухозаборниками, установленными в носовом отсеке, и топливную систему с основными топливными баками в крыле, расходным и балансировочным баками в носовом отсеке. Крыло установлено на верхней поверхности корпуса ускорителя в зоне межбакового отсека. Горизонтальное и вертикальное оперения установлены на хвостовом отсеке и выполнены соответственно в виде стабилизатора, состоящего из двух цельноповоротных консолей с малым отрицательным углом V-образности, и киля с рулем направления. Двигатели воздушно-реактивной установки снабжены газоводами-удлинителями с выхлопными соплами, выступающими за обводы внешнего контура носового отсека и закрытыми аэродинамическими обтекателями. Выхлопные сопла смещены от поверхности корпуса ускорителя и их оси отклонены от поверхности бака окислителя. Обтекатель носового отсека выполнен в виде части сферы и имеет два входных отверстия под указанные воздухозаборники, закрытые одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленным в носовом отсеке.

Ускоритель может быть снабжен реактивной системой управления на внеатмосферном участке возвратного полета и на начальном этапе атмосферного полета, состоящей из двух съемных модулей, каждый из которых встроен в обтекатель выхлопного сопла двигателя воздушно-реактивной установки.

Устройство для фиксации крыла в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90^o положении на этапе возвратного полета может быть снабжено четырьмя замками и двумя фиксаторами-ограничителями положения крыла вдоль оси ускорителя на этапе выведения с ответными элементами, установленными на баках окислителя и горючего.

Ось устройства для поворота крыла может быть смещена от оси симметрии ускорителя и расположена в передней части межбакового отсека.

На межбаковом отсеке целесообразно выполнить зализ крыла с передним и задним наплывами, выходящими на оболочки баков окислителя и горючего соответственно.

На межбаковом отсеке могут быть закреплены две гондолы под основные опоры посадочного устройства.

Узлы стыковки со второй ступенью ракеты-носителя могут быть расположены на силовой конструкции носового отсека или/и на силовых конструкциях носового и хвостового отсеков.

Сущность изобретения заключается в том, что предлагаемый многоразовый ускоритель выполнен в виде летательного аппарата самолетного типа, способного обеспечивать стабильный и управляемый возвратный полет в широком диапазоне высот и скоростей. Наличие на многоразовом ускорителе двух несущих поверхностей (крыло и горизонтальное оперение), разнесенных вдоль корпуса, обеспечивает необходимую устойчивость и управляемость при всех скоростях полета, и минимизацию вредного сопротивления на дозвуковых режимах полета. Принятая традиционная самолетная схема приемлема при безмоторном спуске в атмосфере на больших углах атаки (до 40^o ) и оптимальна на участке возвратного моторного полета и посадке. Выполнение горизонтального оперения в виде стабилизатора с цельноповоротными консолями и вертикального оперения в виде киля с рулем направления, расположенных на хвостовой отсеке, обеспечивает необходимую балансировку по моментам, действующим на ускоритель, сохраняя при этом запасы по отклонению на стабилизацию. Кроме этого, хвостовое оперение допускает использование его органов аэродинамического управления для уменьшения угла отклонения маршевого двигателя на этапе выведения ракеты-носителя, повышая тем самым эффективность маршевого двигателя. Снабжение ускорителя воздушно-реактивной двигательной установкой обеспечивает ему моторный возвратный полет, что дает возможность выполнить отделение ускорителя от второй ступени ракеты-носителя на больших высотах и скоростях полета, на большем удалении от места старта и увеличить тем самым массу выводимого на орбиту полезного груза. Расположение двигателей воздушно-реактивной установки в носовом отсеке не увеличивает лобового сопротивления ускорителя, не требует дополнительной тепловой защиты двигателей при входе в плотные слои атмосферы. Кроме этого, расположение указанных двигателей, а также расходного и балансировочного баков в носовом отсеке обеспечивает необходимое положение центра масс ускорителя в районе межбакового отсека на всех режимах возвратного полета. Смещение выхлопных сопел от поверхности корпуса ускорителя и отклонение их осей от поверхности бака окислителя предохраняет бак окислителя от перегрева во время работы двигателей. Выполнение обтекателя носового отсека в виде части сферы с двумя входными отверстиями под воздухозаборники двигателей воздушно-реактивной установки, закрытыми одной поворачивающейся заглушкой, снабженной приводом, установленным в носовом отсеке, обеспечивает защиту двигателей воздушно-реактивной двигательной установки на этапе выведения и на начальном этапе спуска до момента включения двигателей.

Снабжение ускорителя реактивной системой управления обеспечивает возможность управления ускорителем и его стабилизации относительно центра масс на начальном этапе возвратного полета после отделения от ракеты-носителя. Выполнение реактивной системы управления в виде двух съемных модулей, установленных на носовом отсеке, каркас каждого из которых выполнен в виде аэродинамического обтекателя, встроенного в обтекатель выхлопного сопла-газовода воздушно-реактивного двигателя, не создает дополнительного аэродинамического сопротивления и обеспечивает быстросъемность модулей, что сокращает время на их техническое обслуживание.

Снабжение крыла четырьмя замками для его фиксации в положении вдоль оси ускорителя на этапе выведения и в повернутом на 90^o положении на этапе возвратного полета и фиксаторами-ограничителями положения крыла вдоль оси ускорителя на этапе выведения с ответными элементами, установленными на баках окислителя и горючего, обеспечивает надежное крепление крыла относительно корпуса ускорителя на этапах выведения и возвратного полета, а также исключение колебаний консолей крыла на этапе выведения.

Смещение оси поворота крыла от оси симметрии ускорителя и расположение в передней части межбакового отсека дает возможность расположить крыло вдоль корпуса ускорителя на этапе выведения без соприкосновения с передней кромкой киля при заданной конструкции и компоновке исходного ракетного блока.

Выполнение на межбаковом отсеке зализа крыла, внешний контур которого имеет плавный аэродинамический контур с передним и задним наплывами, выходящими на оболочки баков окислителя и горючего соответственно, существенно снижает взаимное влияние обтекания "крыло-корпус ускорителя".

Закрепление на межбаковом отсеке двух гондол под основные опоры посадочного устройства обеспечивает необходимую колею основных опор и их расположение без увеличения размеров межбакового отсека.

Расположение узлов стыковки ускорителя со второй ступенью ракеты-носителя на силовой конструкции носового отсека или/и на силовых конструкциях носового и хвостового отсеков, обеспечивают возможность использования предлагаемого ускорителя как в тандемной, так и в пакетной схемах ракеты-носителя.

Заявителю неизвестны многоразовые ускорители первых ступеней ракет-носителей с указанной совокупностью существенных признаков, и заявленная совокупность существенных признаков не вытекает явным образом из современного уровня техники, что подтверждает соответствие заявляемого изобретения критериям "новизна" и "изобретательский уровень".

На фиг. 1-3 изображен предлагаемый многоразовый ускоритель первой ступени ракеты-носителя легкого класса, вид сбоку, вид сверху и вид сзади соответственно; на фиг. 4 - носовой отсек, вид сбоку; на фиг. 5 - разрез А-А на фиг. 4; на фиг. 6 - разрез Б-Б на фиг. 5; на фиг. 7 - вид сверху на зализ крыла (оба положения крыла показаны штрих-пунктиром); на фиг. 8 и 9 - вертикальная и горизонтальная проекции траектории полета ускорителя; на фиг. 10 - ускоритель в составе ракеты-носителя тандемной схемы: на фиг. 11 - ускоритель в составе ракеты носителя пакетной схемы.

Многоразовый ускоритель 1 содержит корпус 2, состоящий из носового отсека 3, ракетного блока 4 и хвостового отсека 5, и комплекс средств возврата и посадки.

Ракетный модуль включает в свой состав баки 6 и 7 для окислителя и горючего, межбаковый отсек 8, маршевый жидкостный ракетный двигатель 9 (ЖРД), пневмогидросистему подачи компонентов топлива и элементы системы управления на этапе выведения.

Комплекс средств возврата и посадки позволяет осуществить полет ускорителя после отделения от второй ступени ракеты-носителя и посадку на штатную взлетно-посадочную полосу. Указанный комплекс включает в себя:
- механизированное цельноповоротное крыло;
- хвостовое оперение;
- воздушно-реактивную двигательную установку (ВРДУ);
- реактивную систему управления (РСУ);
- посадочное устройство в составе трехопорного шасси и парашютно-тормозной установки;
- механизм поворота и фиксации крыла;
- механизм поворота заглушки воздухозаборников;
- комплекс рулевых следящих систем;
- бортовой комплекс управления.

Цельноповоротное крыло 10 установлено в верхней части межбакового отсека 8 и имеет два положения: стартовое, когда оно расположено вдоль ускорителя (на фиг. 1 и 2 показано пунктиром), и рабочее положение ("по-самолетному"), когда оно повернуто на 90^o. Перевод крыла из стартового положения в рабочее осуществляется на этапе внеатмосферного полета. Для этого на конструкции межбакового отсека установлен узел 11 поворота крыла с пневматическим приводом 12 и четыре замка 13 фиксации крыла в указанных положениях. Консоли крыла снабжены фиксаторами-ограничителями 14 положения крыла вдоль оси ускорителя на этапе выведения. Ответные элементы фиксаторов установлены на баках 6 и 7 окислителя и горючего ракетного блока. Крыло имеет трапециевидную форму в плане с малым углом стреловидности по передней кромке. Ось устройства для поворота крыла смещена относительно оси симметрии ускорителя на расстояние Δ и расположена в передней части межбакового отсека. На внешнем контуре ракетного блока в районе стыка с крылом имеется аэродинамический зализ 15 с передним и задним наплывами, выходящими на оболочки баков окислителя и горючего. Крыло оборудовано элеронами 16, закрылками 17 и интерцепторами 18.

Хвостовое оперение установлено на конструкции хвостового отсека 5 и состоит из киля 19 с рулем 20 направления и горизонтального оперения в виде стабилизатора с цельноповоротными консолями 21. Консоли стабилизатора имеют трапециевидную форму в плане со стреловидной передней кромкой и установлены с углом отрицательного поперечного V. В корневых частях консолей стабилизатора имеются вырезы под установку ракетных двигателей 22 твердого топлива (РДТТ увода) для обеспечения "холодного" разделения первой и второй ступеней ракеты-носителя.

ВРДУ предназначена для создания тяги, необходимой для возвратного полета ускорителя в зону аэродрома посадки, выполнения посадочных маневров и осуществления посадки. ВРДУ включает в себя:
- два воздушно-реактивных двигателя 23 (ВРД);
- два воздухозаборника 24 и два газовода-удлинителя 25 с выхлопными соплами 26;
- топливную систему с топливными баками, трубопроводами и агрегатами;
- элементы системы управления двигательной установкой.

Двигатели и основные агрегаты ВРДУ расположены в носовом отсеке 3. В состав топливной системы ВРДУ входят основные баки 27, расположенные в крыле, а также расположенные в носовом отсеке расходный бак 28 и балансировочный бак 29. Балансировочный бак предназначен для изменения центровки ускорителя в зависимости от требований продольной балансировки на различных скоростях полета. Воздух в двигатели поступает через лобовые, автономные для каждого двигателя воздухозаборники 24. На пассивных участках траектории полета воздухозаборники закрыты поворачивающейся заглушкой 30 с приводом 31, которая открывается перед запуском ВРД. Выхлопные сопла 26 ВРД выступают за обводы внешнего контура носового отсека 3 и закрыты аэродинамическими обтекателями 32. Для исключения теплового воздействия струй ВРД на оболочку бака 6 окислителя выхлопные сопла 26 смещены от поверхности корпуса 2 ускорителя и их оси отклонены от поверхности бака окислителя. Это обеспечивает нагрев оболочки бака окислителя до температуры не выше заданной.

РСУ предназначена для обеспечения управляемого полета многоразового ускорителя с момента отделения от второй ступени 33 на внеатмосферном участке полета до входа в плотные слои атмосферы и на начальном этапе атмосферного полета. РСУ выполнена в модульном исполнении, что обеспечивает автономность сборки, межполетного обслуживания и заправки компонентами топлива. Все агрегаты РСУ скомпонованы в двух съемных модулях 34, установленных на носовом отсеке 3. Силовым каркасом каждого модуля РСУ является аэродинамический обтекатель 32 выхлопного сопла 26 ВРД. Для осуществления требуемой стабилизации ускорителя 1 после разделения ступеней и создания необходимых управляющих моментов в условиях внеатмосферного полета в каждом модуле 34 установлена группа двигателей 35 с топливными системами и системами, обеспечивающими их функционирование.

Посадочные устройства многоразового ускорителя включают в себя три опоры и парашютно-тормозную установку. Передняя опора 36 расположена в нише 37 носового отсека 3, основные опоры 38 - в гондолах 39 в районе межбакового отсека 8. Парашютно-тормозная установка предназначена для сокращения дистанции пробега по взлетно-посадочной полосе. Размещается она в контейнере 40, который установлен в верхней задней части хвостового отсека 5.

Комплекс рулевых следящих систем ускорителя предназначен для перемещения крыла 10, двух элеронов 16, четырех секций закрылков 17, четырех секций интерцепторов 18, консолей 21 горизонтального оперения, руля направления 20 и передней опоры 36 посадочного устройства.

Носовой отсек 3 стыкуется с баком 6 окислителя ракетного блока. На силовой конструкции носового отсека установлены узлы 41 стыковки первой и второй ступеней ракеты-носителя тандемной схемы и узлы 42 - для ракеты-носителя пакетной схемы (фиг. 10 и 11), а также плата 43 бортовых разъемных соединений магистралей и коммуникаций, обеспечивающих связи систем указанных ступеней.

Хвостовой отсек 5 является опорным элементом ракеты-носителя при ее установке на пусковом столе. Для уменьшения аэродинамического сопротивления на участке возвратного полета хвостовой отсек выполнен оживальной формы. На хвостовом отсеке установлены узлы 44 стыковки первой и второй ступеней ракеты-носителя пакетной схемы (фиг. 11) и размещены приводы управления рулем направления и стабилизатора из состава комплекса средств возврата и посадки.

Для прокладки магистралей и коммуникаций систем ускорителя, а также расходной трубы окислителя снаружи корпуса расположены два гаргрота 45, проходящие вдоль баков окислителя и горючего и выполненные в виде аэродинамически обтекаемых желобов.

Последовательность работы средств возвращения и посадки многоразового ускорителя 1 от старта в составе ракеты-носителя тандемной или пакетной схемы до начала посадки, показанная на фиг. 8 и 9, включает
- старт ускорителя в составе ракеты-носителя и движение на активном участке до выработки запасов компонентов топлива (поз. 46);
- разделение ускорителя со второй ступенью ракеты-носителя (поз. 47);
- баллистический полет ускорителя вне атмосферы (поз. 48):
- вход ускорителя в плотные слои атмосферы (поз. 49);
- поворот по крену (поз. 50);
- запуск ВРДУ (поз. 51);
- моторный возвратный полет (поз. 52);
- предпосадочный маневр и заход на посадку (поз. 53);
- посадку на взлетно-посадочную полосу стартово-посадочного комплекса (поз. 54).

После выведения ракеты-носителя в расчетную точку разделения ступеней (поз. 47) и останова маршевого ЖРД ракетно-двигательной установки 9 происходит разделение ступеней по "холодной" схеме с помощью РДТТ 22 увода, установленных на хвостовом отсеке 5 ускорителя 1. На этапе баллистического полета (поз. 48) и до начала режима эффективной работы органов аэродинамического управления стабилизация и управление положением ускорителя обеспечивается РСУ. На этом же этапе происходит перевод крыла 10 в рабочее положение, т.е. в положение "по-самолетному", путем его поворота на 90^o с помощью пневматического привода 12 и выполняются операции по сбросу из баков 6 и 7 ракетного блока части остатков компонентов топлива и продувкам магистралей и полостей маршевого ЖРД. В конце этапа планирования совершается поворот по крену (поз. 50), выполняются операции по открытию воздухозаборников 24 ВРД 23 путем поворота заглушки 30 с помощью привода 31, подготовке к воздушному запуску с режима авторотации и далее запуск ВРД в диапазоне высоты 6...4 км (поз. 51). При полете в атмосфере (поз. 52) балансировка и управление ускорителем по тангажу обеспечиваются цельноповоротными консолями 21 стабилизатора. Путевая устойчивость достигается с помощью киля 19 с рулем направления 20. Управление по крену осуществляется за счет дифференциального отклонения консолей 21 стабилизатора и элеронов 16 крыла 10.

Управление движением ускорителя на всех этапах полета осуществляется навигационным пилотажным комплексом, входящим в состав бортового комплекса управления, который обеспечивает прием и обработку информации от навигационных спутников и вырабатывает соответствующие сигналы управления. Полет заканчивается посадкой на взлетно-посадочную полосу стартово-посадочного комплекса (поз. 54) и выключением ВРД 23. После окончания полета выполняются операции по межполетному обслуживанию ускорителя и подготовке его к последующему применению.

Агрегаты и элементы конструкции предлагаемого многоразового ускорителя являются широко используемыми в ракетно-космической и авиационной технике. Поэтому заявляемое изобретение может быть осуществлено на ракетно-космических и авиационных заводах с использованием современных материалов и технологий.